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31.
传统基于建模仿真的控制系统检验方法受建模质量的影响,在非定常效应较强时很难得出准确结果。为此,采用基于CFD的虚拟飞行数值模拟方法检验和优化控制系统。首先介绍了数值模拟方法,进行了纵向开环控制飞行模拟,结果与气动力建模仿真结果、风洞试验结果吻合较好,共同验证了计算方法和气动力模型。针对迎角拉起设计了PID控制器,阶跃响应仿真结果表明控制器具有良好的动态性能,然后进行了数值模拟验证,结果表明迎角超调量超过50%、调节时间1.7s。通过试探法对控制参数进行了优化改进,将超调量减小到14%,调节时间减小到1.18s,动态性能显著提高。分析表明,受控时尾舵角速度达到200°/s,非定常效应强,线性气动力模型不能精确描述这些过程,造成了仿真结果的差异;虚拟飞行数值模拟技术在控制律检验和优化上可以起到关键作用。 相似文献
32.
原文所述的实验方法和所列的结果都是正确的,但文中所写的数学方程和公式是不当的,本文对此提出了异议,供商榷。 相似文献
33.
本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明,采用返回舱重心横编的方法,在保持对静稳定性的要求下,可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现,以往风洞试验得出的马赫数大于6后,返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下,随着马赫数的增大,飞行试验得出的配平攻角和配平升阻比基本上呈线性减小。返回舱的静稳定性数据表明,有时会出现不希望的第二配平点。消除该第二配平点的主要方法是进行外形修改设计和在返回舱小头上加装调整翼片。 相似文献
34.
35.
《飞机设计参考资料》1999,(3):2-19
文章共分三部分,第一部分讲述了三种操纵面存在的共同问题,讨论了每种操纵面,即副翼,升降舵,方向舵,在设计中存在的困难,简单地阐述了大型飞机的操纵问题;第二部分描述了对操纵力和平衡的了解,第三部分介绍了原型机的试验及得出的结果。 相似文献
36.
本文结合飞机自动驾驶系统原理,记录和分析了一起左右通道自驾脱开的排故过程,对容易出现在老龄飞机上的线路故障有一定借鉴作用。 相似文献
37.
赵梦熊 《气动实验与测量控制》1995,9(1):1-9
本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明,采用返回舱重心横偏的方法,在保持对静稳定性的要求下,可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现,以往风洞试验得出的马赫数大于6后,返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下,随着马 相似文献
38.
39.
小型无人涵道飞行器飞行动力学特性 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度. 相似文献
40.
文章介绍主动气动弹性翼技术的同时进行配平与结构优化设计的一种新方法。这种新方法把配平优化与结构优化看作一个综合问题,操纵面传动比和结构设汁变量被一并放到同一个优化问题中.去实现一个相同的减重目标。这种新的综合主动气动弹性翼设计方法在一架轻型战斗机上得到验证.并与更加传统的、顺序的主动气动弹性翼方法作对比。为此验证.这种综合方法在一次连续的优化任务完成后得出比顺序的方法更低的重量和更多的好处.而顺序方法需要暂停工作进行配平优化然后又重新启动结构优化程序。 相似文献